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本文介绍了利用压电摩阻天平进行高超声速飞行器发动机进气道压缩面摩阻测量情况.研制了用于激波风洞摩阻测量的天平，该摩阻天平采用分体式设计，可以相对方便地实现校准和风洞试验之间的转换，同时也方便风洞测量或校准调节.在试验中，除了对进气道压缩面进行摩阻测量外，也测量进气道压缩面的热流分布，研究结果表明：进气道模型压缩面上的流场为湍流流场，摩阻测量结果正确反映出模型攻角增加变化导致的摩阻变化规律，摩阻与热流测量相关性与雷诺比拟符合较好，摩阻测量的相对不确定度优于15％.采用雷诺比拟考察摩阻测量点附近的热流和摩阻对应情况：第一至第三摩阻测量点附近，摩阻与热流对应的雷诺比拟因子分别为：1.176、0.865、0.781.该结果与相关文献的雷诺比拟因子范围在0.7～1.3符合较好.